JP2019533800A - Optimization method of premixed fuel nozzle for gas turbine - Google Patents

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Abstract

ガスタービン用の予混合燃料ノズル（１２）の最適化方法が提供される。ガスタービンが作動しているときに、強い保炎及び炎伝播を提供するために、ノズル（１２）が、バーナー管（２５）を通ってノズル先端部（２４）の周りを流れる空気と燃料の混合物の軸方向の流れ場と、ノズル先端部（２４）上に生成されたトロイダル渦の一部として少なくとも二の異なる半径方向範囲を有する少なくとも二の再循環区域とを備える。A method for optimizing a premixed fuel nozzle (12) for a gas turbine is provided. In order to provide strong flame holding and flame propagation when the gas turbine is in operation, the nozzle (12) has a flow of air and fuel that flows around the nozzle tip (24) through the burner tube (25). An axial flow field of the mixture and at least two recirculation zones having at least two different radial extents as part of the toroidal vortex created on the nozzle tip (24).

Description

本発明は、ガスタービン用の燃焼器に関する。より具体的には、本発明は、ガスタービン用の燃焼器用の燃料ノズルの最適化方法に関する。   The present invention relates to a combustor for a gas turbine. More specifically, the present invention relates to a method for optimizing a fuel nozzle for a combustor for a gas turbine.

典型的なガスタービンは、発電において一般的に使用されているように、高温高圧の燃焼ガスを発生させるために燃焼器を使用して仕事を生み出す。そのようなガスタービンは、典型的には、入口部、圧縮機部、燃焼部、タービン部および排気部を含む。より具体的には、圧縮機部は、圧縮された作動流体を燃焼部に供給する。圧縮された作動流体と燃料は燃焼部内で混合され、高温高圧の燃焼ガスを発生させるために燃焼される。燃焼ガスはタービン部に流れ、そこで膨張して仕事を生み出す。膨張したガスは排気部に放出される。   A typical gas turbine produces work using a combustor to generate high temperature, high pressure combustion gases, as commonly used in power generation. Such gas turbines typically include an inlet section, a compressor section, a combustion section, a turbine section, and an exhaust section. More specifically, the compressor unit supplies the compressed working fluid to the combustion unit. The compressed working fluid and fuel are mixed in the combustion section and burned to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. The combustion gas flows to the turbine section where it expands to produce work. The expanded gas is discharged to the exhaust part.

燃焼部は、一以上の燃焼器を含み、各々が、燃焼ケーシング、端部カバー、キャップ、燃料ノズル（中央予混合ノズルと、中央予混合ノズルを取り囲む複数の外側予混合ノズルを含む）、ライナー、フロースリーブおよびトランジションピースを有する。中央予混合ノズルと外側予混合ノズルは、エンジンの外側の接続部または燃料マニホールド（端部カバー）から直接燃料を取り出してそれを燃焼器に送る。   The combustion section includes one or more combustors, each including a combustion casing, an end cover, a cap, a fuel nozzle (including a central premix nozzle and a plurality of outer premix nozzles surrounding the central premix nozzle), a liner A flow sleeve and a transition piece. The central and outer premix nozzles take fuel directly from the engine's outer connections or fuel manifold (end cover) and send it to the combustor.

ノズル要件には、端部カバーによって供給された様々な流体をそれらの所望の噴射口に供給すること、燃焼器が適切に機能するように流れ及び燃料分配を提供すること、必要なメンテナンス期間の間、ノズルに隣接する炎を燃焼器に損傷を与えずに保持すること、及び漏れの無いシールを提供するために適切に通路をシールすることが含まれる。   Nozzle requirements include supplying the various fluids supplied by the end cover to their desired jets, providing flow and fuel distribution for the combustor to function properly, and the required maintenance period. While maintaining the flame adjacent to the nozzle without damaging the combustor and properly sealing the passage to provide a leak-free seal.

炎を保持するノズルに関し、大部分の燃焼器は、炎を「保持する」ノズル上の位置を有する。炎を保持するには、流れが一般に遅く滞留時間が比較的長い燃焼器の区域が必要である。この区域は、更に、部分的に燃焼した燃焼生成物を主流領域と交換し、下降させ、それ自身はその区域を高温に保つために燃焼のためのより多くの燃料と空気を与える主流領域によって再チャージされる。   With respect to nozzles that hold a flame, most combustors have a position on the nozzle that “holds” the flame. In order to hold the flame, a combustor zone with a generally slow flow and a relatively long residence time is required. This zone is further replaced by a mainstream zone that exchanges and lowers the partially burned combustion products with the mainstream zone, which itself provides more fuel and air for combustion to keep the zone hot. Recharged.

保炎区域では比較的少ない熱放出が起こる。例えば、全燃焼室の熱放出の６％が保炎区域内で発生し得る。しかしながら、これらの区域は、それらが炎の安定性と形状、ひいては燃焼器の成功を定義するため、非常に重要である。   There is relatively little heat release in the flame holding area. For example, 6% of the total combustion chamber heat release may occur in the flame holding area. However, these areas are very important because they define the stability and shape of the flame and thus the success of the combustor.

以前の保炎器の概念は、一般に、鈍頭物体または旋回安定化のいずれかであった。鈍頭物体の保炎は、燃焼器の一部がその下流側に低速域を形成する場所であり、ここでは軸方向の流速が、炎がその中に留まることを可能にするほど十分に低く、例えば、米国特許第７，００３，９６１号明細書（Ｋｅｎｄｒｉｃｋら）に見られるように、そのような装置の大部分がそれらの中に閉じ込められたかまたは部分的に閉じ込められた渦を発生させる。旋回安定化の保炎は、例えば米国特許第６，４３８，９６１号明細書（Ｔｕｔｈｉｌｌら）に見られるように、旋回器が流れを旋回させ、その後自然に燃え立たせてその中心に再循環を形成する場所である。炎は生成されたトロイダル渦内に安定して存在することができ、バーナー管を通過する流れの内面を点火することができる。幾何学的形状／膨張比に応じて、流れの外側に渦があってもよく、保炎器を形成していてもよい。あるシステムでは、鈍頭物体と旋回安定化の保炎の組み合わせを使用する。   Previous flame holder concepts were generally either blunt or swivel stabilized. Flame holding of blunt bodies is where a part of the combustor forms a low velocity region downstream of it, where the axial flow rate is low enough to allow the flame to stay in it. For example, as seen in US Pat. No. 7,003,961 (Kendrick et al.), Most of such devices generate vortices confined or partially confined within them. . Swirl stabilization flame holding is achieved, for example, in US Pat. No. 6,438,961 (Tuthill et al.), Where the swirler swirls the flow and then spontaneously burns to recirculate at its center. It is a place to form. The flame can exist stably in the generated toroidal vortex and can ignite the inner surface of the flow passing through the burner tube. Depending on the geometry / expansion ratio, there may be vortices outside the flow, forming a flame holder. Some systems use a combination of blunt bodies and swirl stabilization flame holding.

米国特許第７，００３，９６１号明細書US Patent No. 7,003,961 米国特許第６，４３８，９６１号明細書US Pat. No. 6,438,961

ノズルに対する大部分の設計においては、その下流側先端に炎が固定されることが有利である。先端は、それらが流れ面積を占めるという点において多くの場合、大きくはない。したがって、チップサイズが大きくなるほど、同じ流れ面積を維持するために、バーナー管を大きくする必要がある。あるいは、同じサイズのバーナー管を使用する場合は、流量を増やす必要がある。損失が増加する結果となるからである。可能なかぎり最大の再循環区域を有することは有利であり、典型的にはより安定である。再循環区域は、ノズルによって供給された新鮮な燃料空気混合物と混合するためにノズル中心線に沿って上流の反応区域から高温の生成物をもたらす。   In most designs for the nozzle, it is advantageous to have a flame fixed at its downstream tip. The tips are often not large in that they occupy the flow area. Therefore, the larger the chip size, the larger the burner tube is required to maintain the same flow area. Alternatively, if the same size burner tube is used, the flow rate must be increased. This is because the loss increases. Having the largest possible recirculation zone is advantageous and is typically more stable. The recirculation zone provides hot product from the upstream reaction zone along the nozzle centerline for mixing with the fresh fuel air mixture supplied by the nozzle.

再循環区域のサイズを増大させるための一の方法は、流れを旋回させることである。予混合区域内のブレードが流れを回転させる。この流れは、ノズルの端部まで、またはわずかに超えるまで（先端が凹んでいる場合）、環状のパイプを通過する。旋回流が自由空間内で拘束されなくなると、環状管の壁によって加えられる拘束力がなくなるため、流れは拡大する。この拡大した流れはその内側で空気をせん断する。それは外気を下流へ押しているため、置換される空気と置き換えるために空気が中心線上で上流に来なければならない。したがって、外側でせん断する流れは旋回の方向にも回転するため、この流れはトロイダル渦を形成する。   One way to increase the size of the recirculation zone is to swirl the flow. Blades in the premix zone rotate the flow. This flow passes through the annular pipe to the end of the nozzle, or slightly beyond (if the tip is recessed). When the swirl flow is no longer constrained in free space, the flow expands because there is no constraining force applied by the wall of the annular tube. This expanded flow shears the air inside it. Since it pushes the outside air downstream, the air must come upstream on the centerline to replace the air being replaced. Thus, the flow that shears on the outside also rotates in the direction of swirl, so this flow forms a toroidal vortex.

予混合ノズル設計では、多くの構成において、大部分の空気が、ライナーに入って燃焼する前に燃料と混合されるためにライナーの上流面を通過する。   In a premix nozzle design, in many configurations, most of the air passes through the upstream surface of the liner for mixing with fuel before entering the liner and burning.

流れを旋回させることは複数の結果をもたらす。例えば２５度に対して４５度で流れを旋回させることは、より高い圧力降下をもたらし、それは、例えば７０ＭＷのガスタービンにおいて３９０ＫＷのエネルギーを使い果たし得る。そのエネルギーは熱として放散され、そのうちの一部分は、サイクルを通してそれが膨張するにつれて回収されるが、全体的な電力と効率の低下につながる。明らかに、流れを全く旋回させないことはさらに大きな利益をもたらすであろう。   Swirling the flow has multiple consequences. For example, swirling the flow at 45 degrees versus 25 degrees results in a higher pressure drop, which can use up 390 KW of energy, for example in a 70 MW gas turbine. The energy is dissipated as heat, some of which is recovered as it expands through the cycle, leading to overall power and efficiency degradation. Obviously, not turning the flow at all will bring even greater benefits.

圧力損失を減らす一の方法は、バーナー管内の流れの速度を下げることであり、それは損失が速度の２乗に比例するためである。より大きなバーナー管が存在すると、膨張に利用可能な空きキャップスペースがさらに少なくなる結果となる。それはまた、流れ流を互いに接近させて配置し、それが予混合器を出ていく流れ間のせん断速度を増加させる。   One way to reduce the pressure loss is to reduce the speed of flow in the burner tube because the loss is proportional to the square of the speed. The presence of a larger burner tube results in even less free cap space available for expansion. It also places the flow streams close together, increasing the shear rate between the streams that exit the premixer.

旋回流の使用は、円形対称性を有しないノズルを設計することを、非常に困難または不可能にする。さらに、流れの回転特性が、ライナーや隣接するノズルなどの物理的特徴に対してその関係を絶えず変化させているため、円周方向に特性を変えることによって炎の形状を設計することは非常に困難である。旋回が手助けとなる一の分野は混合である。旋回流から生じるより長いらせん流路は、混合を生じさせるためのより長い距離を与える結果となる。   The use of swirling flow makes it very difficult or impossible to design a nozzle that does not have circular symmetry. In addition, because the rotational characteristics of the flow constantly change its relationship to the physical characteristics of the liner and adjacent nozzles, it is very difficult to design the flame shape by changing the characteristics in the circumferential direction. Have difficulty. One area where turning is helpful is mixing. The longer helical flow path resulting from the swirling flow results in a longer distance to cause mixing.

外側ノズルは旋回ベースのシステムにおいて固有の利点を有する。設計／概念上、ノズルは円形対称性を有する。炎の形状および特性は変えることができるが、典型的には、変えることができるのは、燃料プロファイル又は旋回等のような半径方向特性だけである。   The outer nozzle has inherent advantages in swivel based systems. By design / concept, the nozzle has circular symmetry. The shape and characteristics of the flame can be varied, but typically only radial characteristics such as fuel profile or swirl can be varied.

燃料ノズル内では、燃焼前に空気と燃料が予混合される。燃料と空気とを予混合することにより、全ての燃料を燃焼させるのに必要とされるよりも多くの空気が燃料と混合されるため、空気は事実上は希釈剤であり、燃料が燃焼すると、燃焼生成物と過剰空気の両方を同時に加熱する。汚染物質であるＮＯx（亜酸化窒素）の生成は温度と強く関係する。したがって、炎温度を最小限に抑えることによって、ＮＯxの生成が最小限に抑えられる。 In the fuel nozzle, air and fuel are premixed before combustion. Because premixing fuel and air mixes more air with the fuel than is needed to burn all the fuel, air is effectively a diluent and when the fuel burns Heat both combustion products and excess air simultaneously. The production of the pollutant NO x (nitrous oxide) is strongly related to temperature. Therefore, NO x production is minimized by minimizing the flame temperature.

下流の炎シートの形状の設計を可能にする、強い局所的な炎の保持（保炎）および炎伝播を生じさせる旋回流よりもむしろ軸流を利用したノズル構造を作ることが望ましいであろう。ノズル先端部の任意の部分が独特であり得るため、これは線形流を有することが可能である。本発明の目的のために「軸流」とは、名目上ゼロの正味渦を有する流れ場を意味することを意図している。定義されたように、「軸方向の流れ」は二次運動をし得る。この場合、半径方向速度および円周方向速度を有する流れの特徴を有し得るが、正味の旋回／半径方向速度は本質的にゼロである。直線流は下流炎シートの形状の設計を可能にするため、下流炎シートの形状を最適化する方法を提供することが非常に望ましいであろう。   It would be desirable to create a nozzle structure that utilizes an axial flow rather than a swirling flow that causes strong local flame retention (flame holding) and flame propagation that allows the design of the downstream flame sheet shape. . This can have a linear flow since any part of the nozzle tip can be unique. For the purposes of the present invention, “axial flow” is intended to mean a flow field having a nominally zero net vortex. As defined, “axial flow” may have a secondary motion. In this case, the net swirl / radial speed is essentially zero, although it may have a flow characteristic with a radial speed and a circumferential speed. It would be highly desirable to provide a method for optimizing the shape of the downstream flame sheet because the linear flow allows the design of the shape of the downstream flame sheet.

本明細書に引用された全ての参考文献は、その全体が参照により本明細書に組み込まれる。   All references cited herein are hereby incorporated by reference in their entirety.

ガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法が提供される。予混合燃料ノズルがバーナー管を備え、バーナー管が、内壁と、バーナー管の上流端と下流端との間に延びる長さを有する開放内容積と、長手方向軸と、長手方向軸に垂直な断面積とを備える。方法は、ガスタービンが作動しているときに、強い保炎及び炎伝播を提供するために、バーナー管を通ってノズル先端部の周りを流れる空気と燃料の混合物の軸方向の流れ場と、ノズル先端部上に生成されたトロイダル渦の一部として少なくとも二の異なる半径方向範囲を有する少なくとも二の再循環区域とを提供するためのノズルを提供するステップを含む。   A method for optimizing a premixed fuel nozzle for a gas turbine is provided. The premix fuel nozzle includes a burner tube, the burner tube having an inner wall, an open inner volume having a length extending between the upstream end and the downstream end of the burner tube, a longitudinal axis, and perpendicular to the longitudinal axis. A cross-sectional area. The method includes an axial flow field of an air and fuel mixture flowing around the nozzle tip through the burner tube to provide strong flame holding and flame propagation when the gas turbine is operating; Providing a nozzle for providing at least two recirculation zones having at least two different radial extents as part of a toroidal vortex generated on the nozzle tip.

本発明の第２の例示的な実施形態もまた、ガスタービン用の予混合燃料ノズルを最適化する方法を含む。混合燃料ノズルがバーナー管を備え、バーナー管が、内壁と、バーナー管の上流端と下流端との間に延びる長さを有する開放内容積と、長手方向軸と、長手方向軸に垂直な断面積とを備える。方法はノズル先端部を製造するステップを含み、それがバーナー管の下流端に面する外側本体外面を有する外側本体を製造するステップを含み、外側本体外面がバーナー管の断面積よりも小さい断面積を有する。その方法は、外側本体からバーナー管の内壁に向かって半径方向外向きに放射状に広がる一以上のセグメントを製造するステップに続き、セグメントが、高さ、幅、形状およびバーナー管の長手方向軸に対する傾斜を含む物理的寸法のセットを有する。物理的寸法のそれぞれは所望のノズルフレーム形状を提供するように選択されている。ノズル先端部はバーナー管に少なくとも部分的に取り付けられる。   The second exemplary embodiment of the present invention also includes a method for optimizing a premix fuel nozzle for a gas turbine. The mixed fuel nozzle includes a burner tube, the burner tube having an inner wall, an open inner volume having a length extending between the upstream end and the downstream end of the burner tube, a longitudinal axis, and a cut perpendicular to the longitudinal axis. And an area. The method includes manufacturing a nozzle tip, which includes manufacturing an outer body having an outer body outer surface facing a downstream end of the burner tube, the outer body outer surface being less than the cross-sectional area of the burner tube. Have The method continues with the step of manufacturing one or more segments that radiate radially outward from the outer body toward the inner wall of the burner tube, the segment being relative to the height, width, shape and longitudinal axis of the burner tube. It has a set of physical dimensions including slope. Each of the physical dimensions is selected to provide the desired nozzle frame shape. The nozzle tip is at least partially attached to the burner tube.

一以上のセグメントを製造するステップが、外側本体の周りに円周方向に等間隔で配置されるセグメントを製造することを含んでもよい。しかしながら、代替的には、一以上のセグメントを製造するステップが、外側本体の周りにおいて非対称となるセグメントを製造することを含むことができる。一以上のセグメントを製造するステップが、外側本体上に高さ、幅、形状、および傾斜の少なくとも一を有し、外側本体上の他のセグメントとは異なる少なくとも一のセグメントを製造することを含んでもよい。一以上のセグメントを製造するステップが、ガスタービンが作動しているときに、強い保炎及び炎伝播を提供するために、バーナー管を通ってノズル先端部の周りを流れる空気と燃料の混合物の軸方向の流れ場と、セグメントによってノズル先端部上に生成された少なくとも二のトロイダル再循環区域とを提供するための一以上のセグメントを製造するステップを含んでもよい。一以上のセグメントを製造するステップが、バーナー管の内壁まで部分的に延びる少なくとも一のセグメントの遠位端を製造することを含んでいてもよい。代替的に又は追加的には、一以上のセグメントを製造するステップが、バーナー管の内壁まで完全に延びる少なくとも一のセグメントの遠位端を製造することを含むことができる。一以上のセグメントを製造するステップが、バーナー管の内壁まで完全に延びる、一以上のセグメントのうちの少なくとも一のセグメントの閉鎖遠位端を、パージ溝を有して製造することを含んでいてもよい。一以上のセグメントを製造するステップが、一以上のセグメントのうちの少なくとも一のセグメントの下流面を平面として製造することを含んでいてもよい。最後に、一以上のセグメントを製造するステップが、バーナー管の長手方向軸に対して１０５〜１６５度の範囲内で傾斜するセグメント下流面を有する少なくとも一のセグメントを製造することを含んでもよい。   Producing one or more segments may include producing segments that are circumferentially spaced around the outer body. Alternatively, however, the step of producing one or more segments can include producing segments that are asymmetric about the outer body. Producing one or more segments includes producing at least one segment having at least one of height, width, shape, and slope on the outer body and different from the other segments on the outer body. But you can. The step of producing one or more segments is a mixture of air and fuel that flows around the nozzle tip through the burner tube to provide strong flame holding and flame propagation when the gas turbine is operating. Producing one or more segments to provide an axial flow field and at least two toroidal recirculation zones created on the nozzle tip by the segments. Manufacturing the one or more segments may include manufacturing a distal end of at least one segment that extends partially to the inner wall of the burner tube. Alternatively or additionally, the step of manufacturing one or more segments can include manufacturing the distal end of at least one segment that extends completely to the inner wall of the burner tube. Manufacturing the one or more segments includes manufacturing a closed distal end of at least one of the one or more segments with a purge groove that extends completely to the inner wall of the burner tube. Also good. The step of manufacturing the one or more segments may include manufacturing a downstream surface of at least one of the one or more segments as a plane. Finally, the step of manufacturing one or more segments may include manufacturing at least one segment having a segment downstream surface that is inclined within a range of 105 to 165 degrees relative to the longitudinal axis of the burner tube.

ノズル先端部上にあるセグメントの数、間隔及び形状は、本発明において生じる最適化の重要な要素であることに留意することが重要である。   It is important to note that the number, spacing and shape of the segments on the nozzle tip are important elements of the optimization that occurs in the present invention.

本発明は、同一の参照番号が同一の要素を示す以下の図面と併せて説明される。   The present invention will be described in conjunction with the following drawings in which like reference numbers indicate like elements.

本発明の例示的な実施形態に係る予混合燃料ノズルを有するガスタービン燃焼器の簡略断面立面図である。1 is a simplified cross-sectional elevation view of a gas turbine combustor having a premixed fuel nozzle according to an exemplary embodiment of the present invention. 図１の燃焼器の、キャップ前面板、予混合ノズルおよびバーナー管の正面等角図である。Fig. 2 is a front isometric view of the cap front plate, premix nozzle and burner tube of the combustor of Fig. 1; 図２のキャップ前面板およびバーナー管の背面等角図であり、明確にするために、外側予混合燃料ノズルなしで示されている。FIG. 3 is a rear isometric view of the cap faceplate and burner tube of FIG. 2 and is shown without an outer premix fuel nozzle for clarity. 図２のキャップ前面板およびバーナー管の正面立面図である。FIG. 3 is a front elevation view of the cap front plate and the burner tube of FIG. 2. 図１の予混合燃料ノズル用のノズル先端部の正面立面図である。FIG. 2 is a front elevational view of a nozzle tip for the premixed fuel nozzle of FIG. 1. 図５のノズル先端部の背面図である。It is a rear view of the nozzle front-end | tip part of FIG. 図５のノズル先端部の正面等角図である。FIG. 6 is a front isometric view of the nozzle tip of FIG. 5. 図２のキャップ前面板、予混合ノズル、およびバーナー管の、実質的に図２の線８−８に沿った等角断面図である。FIG. 9 is an isometric cross-sectional view of the cap faceplate, premix nozzle, and burner tube of FIG. 2 substantially along line 8-8 of FIG. 図６の中央ノズル組立体の、実質的に図２の線９−９に沿った等角断面図である。FIG. 9 is an isometric cross-sectional view of the central nozzle assembly of FIG. 6 substantially along line 9-9 of FIG. 図１の予混合燃料ノズル用の代替ノズル先端部の正面等角図である。FIG. 2 is a front isometric view of an alternative nozzle tip for the premixed fuel nozzle of FIG. 1. 図１０の予混合燃料ノズル用のノズル先端部の正面立面図である。FIG. 11 is a front elevation view of the nozzle tip for the premixed fuel nozzle of FIG. 10. 図１０のノズル先端部の背面図である。It is a rear view of the nozzle front-end | tip part of FIG. 図６の中央ノズル組立体の、実質的に図１０の線１３−１３に沿った等角断面図である。FIG. 13 is an isometric cross-sectional view of the central nozzle assembly of FIG. 6 substantially along line 13-13 of FIG. 本発明のバーナー管を通りノズル先端部の周囲を表す単純化した部分的な模擬の流れ場であり、流れ場はノズル先端部のセグメントの周りに示されている。FIG. 2 is a simplified partial simulated flow field that passes around the nozzle tip through the burner tube of the present invention, the flow field being shown around the nozzle tip segment. 本発明とは対照的に、バーナー管を通りかつバーナー管の長手方向軸に対して傾斜していないセグメント下流面を有するノズル先端部の周囲を表す単純化した部分的な模擬の流れ場である。In contrast to the present invention, a simplified partial simulated flow field representing the periphery of a nozzle tip having a segment downstream surface through the burner tube and not inclined with respect to the longitudinal axis of the burner tube. . 本発明のバーナー管を通りかつノズル先端部の周囲を表す単純化した部分的な模擬の流れ場であり、流れ場はセグメント間に示されている。A simplified partial simulated flow field through the burner tube of the present invention and around the nozzle tip, the flow field being shown between the segments. 本発明とは対照的に、バーナー管を通りかつバーナー管の長手方向軸に対して傾斜していないセグメント下流面を有するノズル先端部の周囲を表す単純化した部分的な模擬の流れ場であり、流れ場はセグメント間に示されている。In contrast to the present invention, a simplified partial simulated flow field representing the periphery of a nozzle tip having a segment downstream surface through the burner tube and not inclined with respect to the longitudinal axis of the burner tube. The flow field is shown between the segments. 本発明の例示な方法に係るタービン作動中のノズル先端部上に起こり得る流れ場の一例の斜視図である。FIG. 6 is a perspective view of an example of a flow field that can occur on a nozzle tip during turbine operation according to an exemplary method of the present invention. 図１６のノズル先端部上の流れ場の正面図である。It is a front view of the flow field on the nozzle front-end | tip part of FIG. 図１７のノズル先端部上の流れ場の側面立面図である。FIG. 18 is a side elevational view of the flow field on the nozzle tip of FIG. 17. 図１９Ａから図１９Ｆは、異なるセグメント形状を有する様々な例示的なノズル先端部を示す斜視図であり、所望のノズルフレーム形状を提供するために、各形状は、高さ、幅、断面形状及びバーナー管の長手方向軸に対する傾斜を含む物理的寸法のセットを含む。FIGS. 19A-19F are perspective views showing various exemplary nozzle tips having different segment shapes, each of which has a height, width, cross-sectional shape, and to provide a desired nozzle frame shape. It includes a set of physical dimensions including tilt relative to the longitudinal axis of the burner tube.

以下の実施形態を参照しながら本発明をより詳細に説明するが、本発明はそれらに限定されると見なされるべきではないことを理解されたい。   The present invention will be described in more detail with reference to the following embodiments, but it should be understood that the present invention should not be regarded as limited thereto.

図面を参照しながら、複数の図面において同様の部品番号には同様の要素を参照しており、図１は、本発明の第１の例示的な実施形態に係る予混合ノズル１２、２２を有する燃焼器１０を示している。燃焼器１０の主要な構成要素は、燃焼ケーシング１４、端部カバー１６、キャップ１８、反応区域２０、中央予混合燃料ノズル１２、及び複数の外側予混合燃料ノズル２２を含む。ノズル１２、２２は、空気と燃料の混合物２１を反応区域２０に噴射するためである。   Referring to the drawings, like reference numerals refer to like elements in the several views, and FIG. 1 includes premixing nozzles 12, 22 according to a first exemplary embodiment of the present invention. A combustor 10 is shown. The main components of the combustor 10 include a combustion casing 14, an end cover 16, a cap 18, a reaction zone 20, a central premix fuel nozzle 12, and a plurality of outer premix fuel nozzles 22. The nozzles 12 and 22 are for injecting a mixture 21 of air and fuel into the reaction zone 20.

図２〜図９に最もよく示されるように、予混合燃料ノズル１２、２２は、一般に、燃料空気予混合器２３、ノズル先端部２４、およびバーナー管２５を含む。ノズル先端部２４に関わる本発明は、中央予混合燃料ノズル１２および外側予混合燃料ノズル２２のいくつかまたはすべてと共に十分に使用され得ることに留意されたい。本発明の方法に係るノズル先端部２４の最適化は、いずれか又はすべてのノズル１２、２２に達成し得るものである。   As best shown in FIGS. 2-9, the premix fuel nozzles 12, 22 generally include a fuel air premixer 23, a nozzle tip 24, and a burner tube 25. It should be noted that the present invention involving the nozzle tip 24 can be fully used with some or all of the central premix fuel nozzle 12 and the outer premix fuel nozzle 22. Optimization of the nozzle tip 24 according to the method of the present invention can be achieved for any or all of the nozzles 12,22.

ノズル先端部２４は、任意の内側プレナム２８を囲む外側本体２６を含む。バーナー管２５は、内壁２７、解放内容積２９を有し、バーナー管２５の上流端３３と下流端３５との間に延びる長さ３１を有する（図８参照）。バーナー管２５は、長手方向軸線Ｂと、バーナー管２５に垂直な断面積３９（図４ではクロスハッチ領域として示されている）とを有する。   The nozzle tip 24 includes an outer body 26 that surrounds an optional inner plenum 28. The burner tube 25 has an inner wall 27 and an open inner volume 29, and has a length 31 extending between the upstream end 33 and the downstream end 35 of the burner tube 25 (see FIG. 8). The burner tube 25 has a longitudinal axis B and a cross-sectional area 39 (shown as a cross-hatched region in FIG. 4) perpendicular to the burner tube 25.

ノズル先端部２４の外側本体２６は、開放端部３０と、閉鎖端部３２と、バーナー管２５の下流端３５に面する閉鎖端部３２上の外側本体外面３６とを有する。外側本体外面３６は、バーナー管２５の下流端３５に面しており、バーナー管２５の断面積３９よりも小さい断面積３７を有する（図４の斜線部分とクロスハッチ部分とを比較されたい）。外側本体外面３６は平面であり得る。   The outer body 26 of the nozzle tip 24 has an open end 30, a closed end 32, and an outer body outer surface 36 on the closed end 32 that faces the downstream end 35 of the burner tube 25. The outer body outer surface 36 faces the downstream end 35 of the burner tube 25 and has a cross-sectional area 37 smaller than the cross-sectional area 39 of the burner tube 25 (compare the hatched portion and the cross-hatched portion of FIG. 4). . The outer body outer surface 36 can be flat.

任意の内側プレナム２８は冷却空気を受けるようになっている。ノズル先端部２４の閉鎖端部３２は、内側プレナム２８に隣接する内面３４を有する。閉鎖端部３２は、内面３４と外側本体外面３６との間で延びる複数のボアホール３８を有する。当技術分野で知られているように、これらボアホール３８は、バーナー管２５の長手方向軸線Ｂに対して斜めに配置することができる。   Optional inner plenum 28 is adapted to receive cooling air. The closed end 32 of the nozzle tip 24 has an inner surface 34 adjacent to the inner plenum 28. The closed end 32 has a plurality of bore holes 38 extending between the inner surface 34 and the outer body outer surface 36. As is known in the art, these bore holes 38 can be arranged obliquely with respect to the longitudinal axis B of the burner tube 25.

図５〜図９に示すように、少なくとも１つのセグメント４０が外側本体２６からバーナー管２５の内壁２７に向かって、例えば、図４の中央予混合燃料ノズルに示されるように等間隔の円周間隔であるか、図４の外側予混合燃料ノズルの例に示されるように非対称で離間するかしながら、外向きに放射状に広がっている。各セグメント４０は、同じ長さでも異なる長さでもよく、バーナー管の内壁２７まで完全に延びるか、またはバーナー管の内壁２７まで部分的に延びることができる。不規則な角度４０’で異なる長さのセグメントを有するバーナー先端部２４’の一例が図１０〜１３に示されている。バーナー先端部２４’は、（後述する）任意のボアホール無しで示されている。特定の炎形状を達成するために、セグメント４０の間隔を空けるか、異なる分量を使用するか、および／または物理的属性を変更する技量は、本方法の重要な要素である。   As shown in FIGS. 5-9, at least one segment 40 is directed from the outer body 26 toward the inner wall 27 of the burner tube 25, for example, equally spaced circumferences as shown in the central premix fuel nozzle of FIG. Spacing or spreading radially outwardly, either as shown in the example of the outer premix fuel nozzle of FIG. Each segment 40 may be the same length or a different length and may extend completely to the inner wall 27 of the burner tube or partially extend to the inner wall 27 of the burner tube. An example of a burner tip 24 'having segments of different lengths at irregular angles 40' is shown in Figs. The burner tip 24 'is shown without any borehole (described below). The ability to space segments 40, use different quantities, and / or change physical attributes to achieve a particular flame shape is an important element of the method.

中央予混合ノズル１２に関して、最も簡単な使用法は、外側予混合ノズル２２の数と同数のセグメント４０を有することである。一の置換法は、セグメント４０が外側予混合ノズル２２と並び、中央予混合ノズル１２から外側予混合燃料ノズル２２へと炎を運ぶようにすることである。   With respect to the central premix nozzle 12, the simplest use is to have as many segments 40 as the number of outer premix nozzles 22. One replacement is to have the segment 40 line up with the outer premix nozzle 22 to carry the flame from the central premix nozzle 12 to the outer premix fuel nozzle 22.

図９に最もよくわかるように、各セグメント４０は、内側プレナム２８と流体連通する開放近位端４４（図８参照）を有する内部導管４２を有することができ、ここで空気は内側プレナム２８から内部導管４２内へと通過するように構成されている。各セグメント４０はまた、閉鎖遠位端４６と、外側本体２６の外側本体外面３６に隣接して配置されたセグメント下流面４８（例えば平面）と、任意には、内部導管４２およびセグメント下流面４８の間の複数のセグメントボアホール５０を有する。ボアホール５０は、各セグメント４０を通って内部導管４２から空気が通過するようにするために、内部導管４２とセグメント下流面４８との間に流体連通を与える。各セグメント４０のセグメント下流面４８は、バーナー管２５の長手方向軸線Ｂに対して傾斜し、例えば１０５°から１６５°傾斜し得る。例えば、図９、角度Ｃを参照のこと。   As best seen in FIG. 9, each segment 40 can have an internal conduit 42 having an open proximal end 44 (see FIG. 8) in fluid communication with the inner plenum 28, where air is passed from the inner plenum 28. It is configured to pass into the internal conduit 42. Each segment 40 also includes a closed distal end 46, a segment downstream surface 48 (eg, a flat surface) disposed adjacent to the outer body outer surface 36 of the outer body 26, and optionally an inner conduit 42 and a segment downstream surface 48. A plurality of segment boreholes 50 in between. The borehole 50 provides fluid communication between the internal conduit 42 and the segment downstream surface 48 to allow air to pass from the internal conduit 42 through each segment 40. The segment downstream surface 48 of each segment 40 may be inclined with respect to the longitudinal axis B of the burner tube 25, for example, 105 ° to 165 °. For example, see FIG. 9, angle C.

各セグメント４０の閉鎖遠位端４６は、ノズル先端部２４を通過する空気と燃料の混合物の流れが常にあるようにするパージ溝５４を含むことができる。セグメント４０がバーナー管２５とほぼ同じ高さであり、かつバーナー管の内壁２７まで延びる場合（例えば図４および図８に示すように）、パージ溝５４は、２つの部分が接触しているかまたはほぼ接触している場合でも、セグメント４０の遠位端４６の領域が連続的に流されることを確実にする。そのようなパージ溝５４は、図１０〜１３に示すように、より短い長さのセグメント４０’には必要ない。   The closed distal end 46 of each segment 40 may include a purge groove 54 that ensures that there is always a flow of air and fuel mixture through the nozzle tip 24. If the segment 40 is approximately the same height as the burner tube 25 and extends to the inner wall 27 of the burner tube (eg, as shown in FIGS. 4 and 8), the purge groove 54 is in contact with the two parts or Ensuring that the region of the distal end 46 of the segment 40 is continuously flowed even when in substantial contact. Such a purge groove 54 is not required for shorter length segments 40 ', as shown in FIGS.

セグメント４０は、様々な図に示されるような形状であり得る（図２および図４〜図１２参照）。しかしながら、本明細書で述べるような所望の結果を達成するために適切に機能する実質的に任意の細長い構成のセグメントを含むことが本発明の意図である。図１９Ａ〜１９Ｆは、異なる断面形状のセグメントの例を示している。一般に、様々なセグメント４０の上流部分は、後縁（すなわちセグメント４０のセグメント下流面４８の縁）の上流に分離区域が実質的に存在しないことを確実にするために適切な空気力学的形状を有するべきである。しかしながら、様々なセグメントがそのようなクリーンな空気力学的後縁を有することは、実質的にそれほど重要ではない。ノズル先端部２４上の様々なセグメント４０は、同一の物理的形状を有してもよいが、代替的には、本明細書に記載の所望の結果が達成される限り、強い保炎と強い炎伝播を含み、ノズル先端部２４上の１つ以上のセグメント４０は全く異なる形状を有してもよい。   The segment 40 can be shaped as shown in various figures (see FIGS. 2 and 4-12). However, it is the intent of the present invention to include substantially any elongated configuration segment that functions properly to achieve the desired results as described herein. 19A to 19F show examples of segments having different cross-sectional shapes. In general, the upstream portions of the various segments 40 have appropriate aerodynamic shapes to ensure that there is substantially no separation area upstream of the trailing edge (ie, the edge of the segment downstream surface 48 of the segment 40). Should have. However, it is substantially less important that the various segments have such a clean aerodynamic trailing edge. The various segments 40 on the nozzle tip 24 may have the same physical shape, but alternatively, strong flame holding and strong as long as the desired results described herein are achieved. Including flame propagation, one or more segments 40 on nozzle tip 24 may have completely different shapes.

本発明は、ガスタービン用の一以上の燃料ノズル１２、２２の最適化方法に関する。ノズル１２、２２は、概して本明細書に記載の通りである。この方法は、ガスタービンが作動しているときに、強い保炎及び炎伝播を提供するために、バーナー管を通ってノズル先端部の周りを流れる空気と燃料の混合物の軸方向の流れ場と、ノズル先端部上に生成されたトロイダル渦の一部として少なくとも二の異なる半径方向範囲を有する少なくとも二の再循環区域とを提供するためのノズル又は複数のノズルを提供することに関する。これは、最適化されたセグメント４０の形状、数量および外側本体２６の周りの配置を有するノズル先端部２４を製造することによって達成できる。セグメント形状の影響は、例えば、セグメント４０が等間隔に配置され、同一の物理的寸法を有している炎形状の例を有する単一のノズル先端部２４を表す図１６〜１８の例から理解することができる。これらの図面に基づいて、当業者は、セグメント４０の数量、間隔および物理的寸法の変化によって異なる炎形状を生み出すことを容易に理解することができる。本発明は、特定の所望の炎形状を得ることに関する。この方法は、寸法（例えば、高さ、幅、形状およびバーナー管２５の長手方向軸に対する傾斜を含む）を有する外側本体２６上のセグメント４０に関する。セグメント４０の物理的寸法のセットの各々は、所望のノズル炎形状を提供するように選択される。ノズル先端部２４は少なくとも部分的にバーナー管内に配置されている。   The present invention relates to a method for optimizing one or more fuel nozzles 12, 22 for a gas turbine. The nozzles 12, 22 are generally as described herein. This method includes an axial flow field of an air and fuel mixture flowing through the burner tube and around the nozzle tip to provide strong flame holding and flame propagation when the gas turbine is operating. Providing a nozzle or nozzles for providing at least two recirculation zones having at least two different radial extents as part of a toroidal vortex generated on the nozzle tip. This can be accomplished by manufacturing the nozzle tip 24 with an optimized segment 40 shape, quantity and placement around the outer body 26. The effect of segment shape is understood from, for example, the examples of FIGS. 16-18 that represent a single nozzle tip 24 having an example of a flame shape in which segments 40 are equally spaced and have the same physical dimensions. can do. Based on these drawings, one of ordinary skill in the art can readily appreciate that different flame shapes can be produced by varying the quantity, spacing, and physical dimensions of the segments 40. The present invention relates to obtaining a particular desired flame shape. This method relates to a segment 40 on the outer body 26 having dimensions (eg, including height, width, shape and inclination with respect to the longitudinal axis of the burner tube 25). Each set of physical dimensions of the segment 40 is selected to provide the desired nozzle flame shape. The nozzle tip 24 is at least partially disposed within the burner tube.

例えば、セグメント４０は、例えば図４のノズル先端部２４の中央予混合燃料ノズルに示されるように、外側本体２６の周りに円周方向に等間隔に離間するように設計することができる。しかしながら、セグメント４０は、例えば図４の外側予混合燃料ノズル２２に示されるように、外側本体２６の周りにおいて非対称に配置されるように製造されてもよい。   For example, the segments 40 can be designed to be equally spaced circumferentially around the outer body 26, as shown, for example, in the central premix fuel nozzle at the nozzle tip 24 of FIG. However, the segments 40 may be manufactured to be asymmetrically disposed about the outer body 26, as shown, for example, in the outer premix fuel nozzle 22 of FIG.

ノズル先端部２４は、全て同一の物理的寸法を有するセグメント４０を有していてもよいし、全て異なる物理的寸法のセグメント４０を有していてもよいし、混ざっていてもよい。本発明は、外側本体２６上のセグメント４０の数量、物理的寸法（高さ、幅、形状および傾斜など）および位置を選択することによって最適化することを目的としている。特定のノズル先端部２４用のセグメント４０のどれでもないか、いくつか、或いはその全ては、その関連バーナー管２５の内壁２７まで部分的にまたは完全に延びることができる。   The nozzle tips 24 may all have segments 40 having the same physical dimensions, may all have segments 40 with different physical dimensions, or may be mixed. The present invention aims to optimize by selecting the quantity, physical dimensions (such as height, width, shape and slope) and position of the segments 40 on the outer body 26. Any, some, or all of the segments 40 for a particular nozzle tip 24 may extend partially or completely to the inner wall 27 of its associated burner tube 25.

このように構成されて、ノズル先端部２４は、半径方向の広がりが異なる二以上の再循環領域を形成して、燃料と空気の混合物の不規則なトロイダル再循環領域５２を形成して強い保炎と炎伝播を提供する。通常の旋回ノズルは、回転対象図形である単一のトロイダル渦を有することに留意されたい。本発明では、再循環区域は、異なる半径方向範囲の二以上の区域から構成され、不規則なトロイドであり、即ち、回転対象図形ではない。本発明は、異なる特性を有する異なる炎形状を作り出すように調整し得る、異なるサイズの渦を作り出すものである。   Constructed in this way, the nozzle tip 24 forms two or more recirculation regions with different radial extents to form an irregular toroidal recirculation region 52 of a mixture of fuel and air, which is strongly retained. Provides flames and flame propagation. Note that a typical swirl nozzle has a single toroidal vortex that is the object to rotate. In the present invention, the recirculation zone is composed of two or more zones of different radial ranges and is an irregular toroid, i.e. not a rotating object graphic. The present invention creates vortices of different sizes that can be adjusted to create different flame shapes with different characteristics.

セグメント４０は、実質的に、軸速度が炎速度よりも低く、バーナー管とセグメント４０の遠位端４６との間を通過する流れによって回転する下流側に低速の流れ区域を作り出すために、空気と燃料の混合物の流れに穴をあける。   The segment 40 has a substantially lower axial velocity than the flame velocity, creating a slow flow area on the downstream side that is rotated by the flow passing between the burner tube and the distal end 46 of the segment 40. And make a hole in the flow of the fuel mixture.

ノズル先端部２４のセグメント４０は、外側予混合ノズル２２と一直線に配置した場合、常に作動している中央予混合ノズル１２が炎を共有し、ガスタービン負荷プロセス中にオンまたはオフとなる外側予混合ノズル２２を点火し得る装置を提供する。ここでは、流れは中央ノズル先端部の外側から外側ノズルに向かって移動する。   The segment 40 of the nozzle tip 24, when placed in line with the outer premix nozzle 22, shares the flame with the constantly operating central premix nozzle 12 and turns on or off during the gas turbine loading process. An apparatus capable of igniting the mixing nozzle 22 is provided. Here, the flow moves from the outside of the central nozzle tip toward the outside nozzle.

本発明によって解決される問題は、旋回流ではなく直線流を使用するノズル構造の創出にある。本発明は、二以上のサイズのトロイダルフロー機構を有するノズル先端部上に再循環区域を形成する。これは強い局所的な保炎と炎伝播を生み出すが、流れ場の単純さは下流側の炎シートの形状の明示的な設計、即ちその特性（設計の物理的限界内において）を可能にするものである。   The problem solved by the present invention is the creation of a nozzle structure that uses a straight flow rather than a swirling flow. The present invention forms a recirculation zone on the nozzle tip having two or more sized toroidal flow mechanisms. This creates strong local flame holding and flame propagation, but the simplicity of the flow field allows explicit design of the shape of the downstream flame sheet, ie its properties (within the physical limits of the design) Is.

本発明の目的の一つは、ノズル先端部の下流側で半径方向が異なる再循環領域を形成することである。旋回設計では、先端部は円形対称性を有し、流れの旋回性のために回転形状を有する。本発明のように、直線流を用いる設計では、それは必要ではない。先端のどの部分も独特であり得る。   One of the objects of the present invention is to form a recirculation region having a different radial direction on the downstream side of the nozzle tip. In the swivel design, the tip has a circular symmetry and a rotational shape for flow swirlability. As in the present invention, it is not necessary in a design using a linear flow. Any part of the tip can be unique.

本発明の利点は、より大きなノズルの特徴の一部をより小さなノズルにもたらすことにある。例えば、本発明は
・ノズルの下流で再循環する質量流量を増加させてより強固にする。
・キャップ上の流れを照らすために炎をバーナー管の外側半径に運ぶ。
・ノズル先端部に異なる性質を与えることを可能にすることであり、それは他の部分を変更することなく炎の形状に影響を及ぼし得ることであって、
o各セグメントのサイズ（高さ/幅/形状/傾斜）および他のセグメントとの角度の関係は任意であり、これにより大きな柔軟性が与えられる。
・複数の半独立の保炎器の存在が、消え始めている場合には様々な部分が光を横切ることを可能にする。これにより、例外的なリーンブローアウト（ＬＢＯ）、即ち、ノズルが依然として確実に炎を保持することができる最低の化学両論比がもたらされる。 An advantage of the present invention is that it provides some of the features of a larger nozzle to a smaller nozzle. For example, the present invention makes it stronger by increasing the mass flow rate recirculated downstream of the nozzle.
• Bring the flame to the outer radius of the burner tube to illuminate the flow on the cap.
It is possible to give different properties to the nozzle tip, which can affect the shape of the flame without changing other parts,
o The size of each segment (height / width / shape / tilt) and the angle relationship with other segments is arbitrary, which gives great flexibility.
-The presence of multiple semi-independent flame holders allows various parts to cross the light when it is starting to disappear. This results in exceptional lean blowout (LBO), ie, the lowest stoichiometric ratio where the nozzle can still reliably hold the flame.

本発明は、炎の形状／幾何学的特性を直接設計する能力を提供する。過去においては、炎の特性の変化を引き起こすためにノズルの特徴が変えられたが、その変化の正確な性質はよく知られていなかった。燃焼器の比較的単純な幾何学的環境を有していたとしても、旋回流の複雑な相互作用は真の設計を事実上不可能にする場合がある。旋回の効果は、任意の特性の計時が軸方向の距離と共に変化することを意味し、そのため、その変化はある点では有利であり、別の点では不利である可能性がある。   The present invention provides the ability to directly design the shape / geometric properties of the flame. In the past, the characteristics of the nozzle were changed to cause a change in flame characteristics, but the exact nature of the change was not well known. Even with a relatively simple geometric environment of the combustor, the complex interaction of the swirl flow may make real design virtually impossible. The effect of turning means that the timing of any characteristic changes with the axial distance, so that change is advantageous in some respects and disadvantageous in others.

本発明は、各セグメント４０が、バーナー管２５の下流端に向かってバーナー管の長手方向軸線Ｂに対して傾斜したセグメント下流面４８を有することを必要とすることに留意されたい。下流面４８が傾斜しているという事実により、ガスタービンが作動しているとき、空気と燃料の混合物の軸方向の流れ場がバーナー管を通ってノズル先端部の周りを流れ、そして半径方向が異なる２つ以上の再循環領域がノズル先端部上にセグメントによって生成され、強い保炎性と炎伝播性が得られる。   It should be noted that the present invention requires that each segment 40 has a segment downstream surface 48 that is inclined with respect to the longitudinal axis B of the burner tube toward the downstream end of the burner tube 25. Due to the fact that the downstream face 48 is inclined, when the gas turbine is operating, the axial flow field of the air and fuel mixture flows around the nozzle tip through the burner tube and the radial direction is Two or more different recirculation zones are created by the segments on the nozzle tip, providing strong flame holding and flame propagation.

セグメントが存在する場合この結果は生じないが、セグメントの下流面は、バーナー管の長手方向軸に対してバーナー管の下流端に向かって傾斜していない。セグメント４０がバーナー管の長手方向軸線Ｂに対して傾斜した下流面４８を有する本発明のバーナー管２５を通りノズル先端部２４の周りの部分的に簡略化された模擬流れ場を示す図１４ａと図１５ａと、セグメント４０ｂがバーナー管２５ｂの長手方向軸線Ｂ’に対して傾斜していない（即ち、バーナー管２５ｂの長手方向軸線Ｂ’に対して垂直な）下流面４８ｂを有する本発明のバーナー管２５ｂを通りノズル先端部２４ｂの周りの模擬流れ場を示す図１４ｂと図１５ｂとを比較されたい。図１４ａは、セグメントの高さと同様の大きさの再循環領域を示し、図１４ｂは示していない。   This result does not occur if the segment is present, but the downstream surface of the segment is not inclined towards the downstream end of the burner tube relative to the longitudinal axis of the burner tube. FIG. 14a shows a partially simplified simulated flow field around the nozzle tip 24 through the burner tube 25 of the present invention with the segment 40 having a downstream surface 48 inclined with respect to the longitudinal axis B of the burner tube. 15a and the burner of the present invention having a downstream surface 48b in which the segment 40b is not inclined with respect to the longitudinal axis B ′ of the burner tube 25b (ie perpendicular to the longitudinal axis B ′ of the burner tube 25b). Compare FIG. 14b and FIG. 15b which show a simulated flow field through the tube 25b and around the nozzle tip 24b. FIG. 14a shows a recirculation zone as large as the segment height, and FIG. 14b is not shown.

本発明のセグメント化ノズル先端部２４の重要な特徴は、セグメント下流面４８の下流に異なるサイズの二以上の渦を形成するこの能力である。ノズル先端部２４のバーナー管２５とセグメント下流面４８と外側本体２６との間を通過する流れは、セグメント下流面４８の下流で空気をせん断する。このせん断運動は流れを下流に運ぶ。したがって、空気と燃料の混合物２１の流れは、ノズルの中心線上に移動して、変位した流れを置き換える。非常に急速な後流れがバーナー管２５下方へ通過し始めると、ノズル先端部２４の下流に渦が増える。ノズル先端部２４およびセグメント４０の外面は異なる半径方向寸法を有するため、これらの構造に関連する渦も同様に異なるサイズとなる。各セグメント４０の下流に、セグメント４０間の各領域に一つずつ形成された渦がある。したがって、渦構造の総数は、セグメント４０の数の２倍に等しく、単一のセグメント４０については最低２つである。   An important feature of the segmented nozzle tip 24 of the present invention is this ability to form two or more vortices of different sizes downstream of the segment downstream surface 48. The flow passing between the burner tube 25 at the nozzle tip 24, the segment downstream surface 48 and the outer body 26 shears air downstream of the segment downstream surface 48. This shearing motion carries the flow downstream. Thus, the flow of the air-fuel mixture 21 moves on the centerline of the nozzle, replacing the displaced flow. As a very rapid wake begins to pass down the burner tube 25, vortices increase downstream of the nozzle tip 24. Because the outer surfaces of the nozzle tip 24 and the segment 40 have different radial dimensions, the vortices associated with these structures are similarly sized. Downstream of each segment 40 is a vortex formed one by one in each region between the segments 40. Thus, the total number of vortex structures is equal to twice the number of segments 40, with a minimum of two for a single segment 40.

この結果は、例えば米国特許第７，００３，９６１号（Ｋｅｎｄｒｉｃｋら）の図４の保炎器（上記の背景技術で論じた）に示されている鈍頭物体システムでは起こらない。より具体的には、中心体および支柱が流れを変位させ、それらの下流に低速な流れの領域を作り出す。中央の保炎剤捕捉キャビティ内の流れは、温度が上昇して密度が大幅に低下するため、燃焼するにつれて膨張する。生成された体積は、中心本体内の被駆動キャビティを通過する高速流を移動させる場合に比べてより低抵抗の経路であるため、支柱の下流の低速区域に部分的に膨張する。この流れは、支柱の両側を通過する流れによって外側に移動しせん断される。このせん断は、設計の詳細に応じて、フォン・カルマン渦放出または一対の安定した渦のどちらかを励起するであろう。   This result does not occur with the blunt body system shown for example in the flame holder of FIG. 4 of US Pat. No. 7,003,961 (Kendrick et al.) (Discussed in the background above). More specifically, the central body and struts displace the flow, creating a slow flow region downstream of them. The flow in the central flame stabilizer capture cavity expands as it burns, as the temperature increases and the density decreases significantly. The volume produced is a lower resistance path compared to moving a high velocity flow through a driven cavity in the central body and thus partially expands to a low velocity area downstream of the struts. This flow is moved outward and sheared by the flow passing through both sides of the column. This shear will excite either von Karman vortex shedding or a pair of stable vortices, depending on design details.

これらの渦の回転軸は、溝の前面に平行であるか、または燃焼器の中心線に対して半径方向にある。これらの特性を有する流れの特徴は、バーナー管２５の長手方向軸線Ｂに対してバーナー管２５の下流端に向かって傾斜した下流面４８を有するセグメントを有するノズル先端部２４の場合と同様に、ノズル／燃焼器の中心線上への流れの再循環を引き起こさない。   The axis of rotation of these vortices is either parallel to the front face of the groove or radial to the combustor centerline. A flow characteristic having these characteristics is similar to that of the nozzle tip 24 having a segment having a downstream surface 48 inclined toward the downstream end of the burner tube 25 with respect to the longitudinal axis B of the burner tube 25, Does not cause flow recirculation over the nozzle / combustor centerline.

本発明は特定の実施態様を参照して詳細に説明してきたたが、本発明の精神と範囲を逸脱することなく様々な変更や修正を加えることができることは当業者にとって明らかである。   Although the present invention has been described in detail with reference to specific embodiments, it will be apparent to those skilled in the art that various changes and modifications can be made without departing from the spirit and scope of the invention.

１０…燃焼器
１２…予混合（燃料）ノズル
１４…燃焼ケーシング
１６…端部カバー
１８…キャップ
２０…反応区域
２１…混合物
２２…予混合（燃料）ノズル
２３…燃料空気予混合器
２４…ノズル先端部
２４’…バーナー先端部
２４ｂ…ノズル先端部
２５…バーナー管
２５ｂ…バーナー管
２６…外側本体
２７…内壁
２８…内側プレナム
２９…解放内容積
３０…開放端部
３２…閉鎖端部
３３…上流端
３４…内面
３５…下流端
３６…外側本体外面
３７…断面積
３８…ボアホール
３９…断面積
４０…セグメント
４２…内部導管
４４…開放近位端
４６…閉鎖遠位端
４８…セグメント下流面
５０…ボアホール
５２…トロイダル再循環領域
５４…パージ溝 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 ... Combustor 12 ... Premix (fuel) nozzle 14 ... Combustion casing 16 ... End cover 18 ... Cap 20 ... Reaction zone 21 ... Mixture 22 ... Premix (fuel) nozzle 23 ... Fuel air premixer 24 ... Nozzle tip Portion 24 '... Burner tip 24b ... Nozzle tip 25 ... Burner tube 25b ... Burner tube 26 ... Outer body 27 ... Inner wall 28 ... Inner plenum 29 ... Release internal volume 30 ... Open end 32 ... Closed end 33 ... Upstream end 34 ... Inner surface 35 ... Downstream end 36 ... Outer body outer surface 37 ... Cross section 38 ... Bore hole 39 ... Cross section 40 ... Segment 42 ... Internal conduit 44 ... Open proximal end 46 ... Closed distal end 48 ... Segment downstream surface 50 ... Bore hole 52 ... Toroidal recirculation zone 54 ... Purge groove

Claims (11)

ガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法であって、予混合燃料ノズルがバーナー管を備え、前記バーナー管が、内壁と、前記バーナー管の上流端と下流端との間に延びる長さを有する開放内容積と、長手方向軸と、前記長手方向軸に垂直な断面積とを備え、前記方法が、
ガスタービンが作動しているときに、強い保炎及び炎伝播を提供するために、前記バーナー管を通って前記ノズル先端部の周りを流れる空気と燃料の混合物の軸方向の流れ場と、ノズル先端部上に生成されたトロイダル渦の一部として少なくとも二の異なる半径方向範囲を有する少なくとも二の再循環区域とを提供するためのノズルを提供するステップを備えるガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。 A method for optimizing a premix fuel nozzle for a gas turbine, wherein the premix fuel nozzle comprises a burner tube, the burner tube extending between an inner wall and an upstream end and a downstream end of the burner tube. An open internal volume having a longitudinal axis, and a cross-sectional area perpendicular to the longitudinal axis, the method comprising:
An axial flow field of an air and fuel mixture flowing around the nozzle tip through the burner tube to provide strong flame holding and flame propagation when the gas turbine is operating; A premixed fuel nozzle for a gas turbine comprising the step of providing a nozzle for providing at least two recirculation zones having at least two different radial extents as part of a toroidal vortex generated on a tip Optimization method. ガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法であって、予混合燃料ノズルがバーナー管を備え、前記バーナー管が、内壁と、前記バーナー管の上流端と下流端との間に延びる長さを有する開放内容積と、長手方向軸と、前記長手方向軸に垂直な断面積とを備え、前記方法が、
（ａ）ノズル先端部を製造することであって：
（ｉ）前記バーナー管の前記下流端に面する外側本体外面を有する外側本体を製造することであって、前記外側本体外面が前記バーナー管の前記断面積よりも小さい断面積を有することと、
（ｉｉ）前記外側本体から前記バーナー管の前記内壁に向かって半径方向外向きに放射状に広がる一以上のセグメントを製造することであって、各セグメントが物理的寸法のセットを有し、前記物理的寸法が高さ、幅、形状および前記バーナー管の長手方向軸に対する傾斜を含み、前記物理的寸法のそれぞれが所望のノズルフレーム形状を提供するように選択されていること
（ｂ）前記ノズル先端部を前記バーナー管に少なくとも部分的に取り付けること
を含むガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。 A method for optimizing a premix fuel nozzle for a gas turbine, wherein the premix fuel nozzle comprises a burner tube, the burner tube extending between an inner wall and an upstream end and a downstream end of the burner tube. An open internal volume having a longitudinal axis, and a cross-sectional area perpendicular to the longitudinal axis, the method comprising:
(A) Manufacturing the nozzle tip:
(I) manufacturing an outer body having an outer body outer surface facing the downstream end of the burner tube, the outer body outer surface having a cross-sectional area smaller than the cross-sectional area of the burner tube;
(Ii) manufacturing one or more segments radially radiating outwardly from the outer body toward the inner wall of the burner tube, each segment having a set of physical dimensions, The physical dimensions include height, width, shape and inclination relative to the longitudinal axis of the burner tube, each of the physical dimensions being selected to provide the desired nozzle frame shape; (b) the nozzle tip A method of optimizing a premixed fuel nozzle for a gas turbine comprising: attaching a section to the burner tube at least partially. 前記一以上のセグメントを製造するステップが、前記外側本体の周りに円周方向に等間隔で配置されるセグメントを製造することを含む請求項２に記載のガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。   3. The premixed fuel nozzle for a gas turbine according to claim 2, wherein the step of manufacturing the one or more segments includes manufacturing segments that are circumferentially spaced around the outer body. Method. 前記一以上のセグメントを製造するステップが、前記外側本体の周りにおいて非対称となるセグメントを製造することを含む請求項２に記載のガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。   The method of optimizing a premix fuel nozzle for a gas turbine according to claim 2, wherein the step of manufacturing the one or more segments includes manufacturing a segment that is asymmetric about the outer body. 前記一以上のセグメントを製造するステップが、前記外側本体上に高さ、幅、形状、および傾斜の少なくとも一を有し、前記外側本体上の他のセグメントとは異なる少なくとも一のセグメントを製造することを含む請求項２に記載のガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。   Producing the one or more segments produces at least one segment having at least one of height, width, shape, and slope on the outer body and different from other segments on the outer body. A method for optimizing a premixed fuel nozzle for a gas turbine according to claim 2. 所望のノズルフレーム形状を提供するように前記一以上のセグメントを製造するステップが、ガスタービンが作動しているときに、強い保炎及び炎伝播を提供するために、前記バーナー管を通って前記ノズル先端部の周りを流れる空気と燃料の混合物の軸方向の流れ場と、セグメントによって前記ノズル先端部上に生成された少なくとも二のトロイダル再循環区域とを提供するための前記一以上のセグメントを製造するステップを含む請求項２に記載のガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。   The step of manufacturing the one or more segments to provide a desired nozzle frame shape passes the burner tube through the burner tube to provide strong flame holding and flame propagation when the gas turbine is operating. The one or more segments to provide an axial flow field of an air and fuel mixture flowing around the nozzle tip and at least two toroidal recirculation zones created on the nozzle tip by the segment; The method for optimizing a premixed fuel nozzle for a gas turbine according to claim 2, comprising a manufacturing step. 前記一以上のセグメントを製造するステップが、前記バーナー管の前記内壁まで部分的に延びる少なくとも一のセグメントの遠位端を製造することを含む請求項２に記載のガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。   The premixed fuel nozzle for a gas turbine according to claim 2, wherein manufacturing the one or more segments includes manufacturing a distal end of at least one segment that extends partially to the inner wall of the burner tube. Optimization method. 前記一以上のセグメントを製造するステップが、前記バーナー管の前記内壁まで完全に延びる少なくとも一のセグメントの遠位端を製造することを含む請求項２に記載のガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。   The premixed fuel nozzle for a gas turbine according to claim 2, wherein manufacturing the one or more segments comprises manufacturing a distal end of at least one segment that extends completely to the inner wall of the burner tube. Optimization method. 前記一以上のセグメントを製造するステップが、前記バーナー管の前記内壁まで完全に延びる、前記一以上のセグメントのうちの少なくとも一のセグメントの閉鎖遠位端を、パージ溝を有して製造することを含む請求項８に記載のガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。   Manufacturing the one or more segments includes manufacturing a closed distal end of at least one of the one or more segments with a purge groove that extends completely to the inner wall of the burner tube. A method for optimizing a premixed fuel nozzle for a gas turbine according to claim 8. 前記一以上のセグメントを製造するステップが、前記一以上のセグメントのうちの少なくとも一のセグメントの下流面を平面として製造することを含む請求項２に記載のガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。   3. The premixed fuel nozzle for a gas turbine according to claim 2, wherein the step of manufacturing the one or more segments includes manufacturing a downstream surface of at least one of the one or more segments as a plane. Method. 前記一以上のセグメントを製造するステップが、前記バーナー管の長手方向軸に対して１０５〜１６５度の範囲内で傾斜する前記セグメント下流面を有する少なくとも一のセグメントを製造することを含む請求項２に記載のガスタービン用の予混合燃料ノズルの最適化方法。   3. The manufacturing of the one or more segments comprises manufacturing at least one segment having the segment downstream surface inclined within a range of 105 to 165 degrees with respect to a longitudinal axis of the burner tube. A method for optimizing a premixed fuel nozzle for a gas turbine according to claim 1.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20230119505A (en) * 2022-02-07 2023-08-16 두산에너빌리티 주식회사 Combustor with cluster and gas turbine including same
KR20230120334A (en) * 2022-02-09 2023-08-17 두산에너빌리티 주식회사 Nozzle for combustor to reduce combustion vibration and gas turbine including the same

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11156360B2 (en) * 2019-02-18 2021-10-26 General Electric Company Fuel nozzle assembly
CN113739203B (en) * 2021-09-13 2023-03-10 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 Cap assembly for a combustor
CN114576655A (en) * 2022-03-09 2022-06-03 西北工业大学 Flame cylinder wall laminate cooling structure of combustion chamber with fan on turbulence column

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002257342A (en) * 2001-02-28 2002-09-11 Hitachi Ltd Gas turbine combustor
JP2007033025A (en) * 2002-08-22 2007-02-08 Hitachi Ltd Gas turbine combustor, combustion method for gas turbine combustor, and method of modifying gas turbine combustor

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL80817C (en) * 1947-11-03
US4188183A (en) * 1977-03-21 1980-02-12 John Zink Company Better use of gas discharge energy for smoke suppression
GB2043868B (en) * 1979-03-08 1982-12-15 Rolls Royce Gas turbine
US5487274A (en) 1993-05-03 1996-01-30 General Electric Company Screech suppressor for advanced low emissions gas turbine combustor
DE19547912A1 (en) * 1995-12-21 1997-06-26 Abb Research Ltd Burners for a heat generator
DE19614001A1 (en) * 1996-04-09 1997-10-16 Abb Research Ltd Combustion chamber
DE69916911T2 (en) 1998-02-10 2005-04-21 Gen Electric Burner with uniform fuel / air premix for low-emission combustion
JP2002031343A (en) * 2000-07-13 2002-01-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Fuel injection member, burner, premixing nozzle of combustor, combustor, gas turbine and jet engine
JP4508474B2 (en) * 2001-06-07 2010-07-21 三菱重工業株式会社 Combustor
US7003961B2 (en) 2001-07-23 2006-02-28 Ramgen Power Systems, Inc. Trapped vortex combustor
US20060156734A1 (en) * 2005-01-15 2006-07-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine combustor
US20090111063A1 (en) * 2007-10-29 2009-04-30 General Electric Company Lean premixed, radial inflow, multi-annular staged nozzle, can-annular, dual-fuel combustor
EP2116766B1 (en) * 2008-05-09 2016-01-27 Alstom Technology Ltd Burner with fuel lance
CN102460015B (en) * 2009-05-06 2014-08-20 拉姆金动力***有限责任公司 Vortex combustor for low NOx emissions when burning lean premixed high hydrogen content fuel
CN104180397B (en) * 2014-07-25 2018-06-12 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 It is pre-mixed nozzle on duty
CN104566461B (en) * 2014-12-26 2017-09-01 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 A kind of fuel-air mixer with step centerbody
US10184666B2 (en) * 2015-11-23 2019-01-22 Siemens Energy, Inc. Fuel nozzle having respective arrays of pre-mixing conduits with respective vortex generators
US10982593B2 (en) * 2017-06-16 2021-04-20 General Electric Company System and method for combusting liquid fuel in a gas turbine combustor with staged combustion

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002257342A (en) * 2001-02-28 2002-09-11 Hitachi Ltd Gas turbine combustor
JP2007033025A (en) * 2002-08-22 2007-02-08 Hitachi Ltd Gas turbine combustor, combustion method for gas turbine combustor, and method of modifying gas turbine combustor

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20230119505A (en) * 2022-02-07 2023-08-16 두산에너빌리티 주식회사 Combustor with cluster and gas turbine including same
KR102667812B1 (en) * 2022-02-07 2024-05-20 두산에너빌리티 주식회사 Combustor with cluster and gas turbine including same
KR20230120334A (en) * 2022-02-09 2023-08-17 두산에너빌리티 주식회사 Nozzle for combustor to reduce combustion vibration and gas turbine including the same
KR102608433B1 (en) 2022-02-09 2023-11-29 두산에너빌리티 주식회사 Nozzle for combustor to reduce combustion vibration and gas turbine including the same

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